尚逸帆，康志宇,*，張慶展，楊東春

1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109 2.上海航天技術(shù)研究院，上海 201109

MMU推進(jìn)器布置的冗余設(shè)計和分配算法

尚逸帆1，康志宇1,*，張慶展1，楊東春2

1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109 2.上海航天技術(shù)研究院，上海 201109

美國和蘇聯(lián)現(xiàn)有的艙外載人機(jī)動裝置(Manned Maneuvering Unit，MMU)推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計均采用兩套獨立系統(tǒng)互為備份的方式，主系統(tǒng)故障后可以啟動備用系統(tǒng)，但備用系統(tǒng)故障則無應(yīng)對方案，因此制約航天員的安全性和艙外活動能力。文章在常規(guī)主備份推進(jìn)模式基礎(chǔ)上提出了應(yīng)急推進(jìn)模式，備份推進(jìn)器發(fā)生故障后，根據(jù)失效發(fā)動機(jī)組相對位置關(guān)系采用不同應(yīng)急策略，剩余有效推進(jìn)器通過聯(lián)合控制的方式保證航天員六自由度控制。經(jīng)過可行性分析和仿真計算，證明了應(yīng)急模式下MMU推進(jìn)能力有一定降低，但能夠為航天員返回提供動力，應(yīng)急推進(jìn)模式具有可行性。

艙外載人機(jī)動裝置；推進(jìn)器布局；冗余設(shè)計；推進(jìn)器故障；控制分配算法

艙外載人機(jī)動裝置(Manned Maneuvering Unit，MMU)是航天員脫離航天器進(jìn)行空間活動的獨立裝置。航天員攜帶MMU出艙實現(xiàn)“太空行走”，可以完成艙內(nèi)難以實施的科學(xué)試驗、為大型空間設(shè)備的建造提供人工服務(wù)、解決交會對接時出現(xiàn)的故障問題、對空間站設(shè)備進(jìn)行檢測升級以及回收釋放小衛(wèi)星等[1]，因此MMU輔助航天員出艙活動是進(jìn)一步提升人類空間探索能力的一種方案。

美國和蘇聯(lián)都對MMU進(jìn)行了研究和試制，先后形成了MMU和艙外救援裝置(Simplified Aid for Extravehicular Activity Rescue，SAFER)兩類載人機(jī)動裝置。美國MMU在立方體的8個頂點安裝了24個推進(jìn)器，每個頂點的3個推進(jìn)器為一組，每個推進(jìn)器的推力均為7.56 N，24個推進(jìn)器分為主備份兩組，在發(fā)生故障時可實現(xiàn)主備份推進(jìn)系統(tǒng)的切換。蘇聯(lián)艙外機(jī)動裝置總質(zhì)量為218 kg，兩套推進(jìn)系統(tǒng)安裝在相同位置，每套系統(tǒng)在前后面各安裝4個發(fā)動機(jī)，上、下、左、右面各安裝2個發(fā)動機(jī)，共采用32個推力為5 N的氮氣推進(jìn)器，速度增量達(dá)30 m/s[2]。美國的SAFER主要作用是提供救援，其質(zhì)量、推力和速度增量都較小，推進(jìn)器布局方式和美國MMU相同。俄羅斯的SAFER同樣以艙外救生為目的，推進(jìn)系統(tǒng)采用了16個推力為3.5～4 N的推進(jìn)器。為了方便攜帶，俄制SAFER采用了模塊化設(shè)計，氣瓶等模塊可整體更換[2-3]。

目前，已有的各型MMU都通過配置兩套獨立的冷氣推進(jìn)系統(tǒng)，并相互備份的方式提高可靠性。主推進(jìn)系統(tǒng)故障情況下啟用備用推進(jìn)系統(tǒng)，在現(xiàn)有公開發(fā)表的文獻(xiàn)資料中尚未見到針對MMU備用推進(jìn)器發(fā)生故障的應(yīng)對策略研究。文獻(xiàn)[4-8]對衛(wèi)星姿態(tài)控制中常用的推進(jìn)器布局進(jìn)行分析，總結(jié)了推進(jìn)器布局設(shè)計的一般準(zhǔn)則以及分析方法。文獻(xiàn)[9-11]考慮了推進(jìn)器故障對推進(jìn)性能的影響以及應(yīng)對策略。但上述方式針對無人航天器推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計方法不能完全適用于MMU，航天員操縱下的MMU推進(jìn)器布局和推力指令分配方式有其特殊性，在借鑒衛(wèi)星推進(jìn)器構(gòu)型和分配算法基礎(chǔ)上，還要考慮航天員的肢體遮擋和操縱方式[12-13]。

為提高M(jìn)MU工作的安全性，本文在常規(guī)主備份系統(tǒng)基礎(chǔ)上進(jìn)一步提出應(yīng)急工作模式。通過在推進(jìn)系統(tǒng)支路中增加自鎖閥門，將原有單個推進(jìn)器失效后關(guān)閉整套系統(tǒng)的方式改為關(guān)閉失效推進(jìn)器所在組發(fā)動機(jī)。主備份系統(tǒng)均出現(xiàn)故障，對剩余有效推進(jìn)器采用聯(lián)合控制的方式保證MMU六自由度飛行能力，并通過仿真驗證了方案的可行性。

1 推進(jìn)系統(tǒng)描述

1.1 推進(jìn)器整體構(gòu)型

建立航天員MMU本體坐標(biāo)系OXYZ，MMU航天員共同質(zhì)心為O，以MMU正方向為X，頭部到腳的延伸方向為Z，Y符合右手坐標(biāo)系準(zhǔn)則。

MMU的工作狀態(tài)分為手動控制和自動控制兩種模式。手動控制是主要的工作方式，如圖1所示，航天員通過操縱桿進(jìn)行六自由度控制，左手控制平移，右手控制旋轉(zhuǎn)[3]。推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型主要考慮以下因素：

1)推進(jìn)系統(tǒng)具備姿軌一體控制能力[12,14]。

2)推進(jìn)器布置要避開航天員頭部和四肢的主要活動區(qū)域。

3)推進(jìn)系統(tǒng)具有能夠執(zhí)行全部功能的兩套相互獨立的系統(tǒng)。

綜合考慮上述約束條件，MMU采用主備份兩套推進(jìn)系統(tǒng)，共24個推進(jìn)器。推進(jìn)器安裝在立方體構(gòu)型的8個頂點，并關(guān)于MMU質(zhì)心對稱分布。每個頂點的3個推進(jìn)器分為一組，推進(jìn)方向相互正交配置。

圖1 MMU總體構(gòu)型Fig.1 Configuration of the MMU

兩套推進(jìn)系統(tǒng)分別用“A”和“B”表示，推進(jìn)器的編號為α-βχ，其中α代表推進(jìn)器所屬的系統(tǒng)，即A或B；β表示推進(jìn)器控制的推進(jìn)方向：F為向前、B為向后、U為向上、D為向下、L為向左、R為向右；χ表示推進(jìn)器編號，分別為1、2、3和4。

平移控制指令要求工作推進(jìn)器合力通過MMU質(zhì)心，每套系統(tǒng)的推進(jìn)器在推力面都布置在對角線位置，得到推進(jìn)器布局方式如圖2所示。圖中：Lx、Ly和Lz分別為力臂在X、Y、Z軸的分量，A1～A4和B1～B4為推進(jìn)器所在的8個頂點。

圖2 推進(jìn)器布局示意Fig.2 Illustration of the configuration of the thrusters

1.2 推力分配算法

(1)

(2)

(3)

(4)

1.3 常規(guī)推進(jìn)模式

常規(guī)模式下A/B兩套系統(tǒng)相互獨立，互為備份。設(shè)A為主推進(jìn)系統(tǒng)，則B作為備份系統(tǒng)。推進(jìn)系統(tǒng)正常情況下，A系統(tǒng)獨立工作；A系統(tǒng)推進(jìn)器出現(xiàn)故障，切換到B系統(tǒng)進(jìn)行工作。下面以24推進(jìn)器布局為基礎(chǔ)，結(jié)合推進(jìn)器的坐標(biāo)和推進(jìn)矢量方向，代入式(4)，得到

(5)

求解推進(jìn)器開關(guān)方式，φ表示非零元素。當(dāng)M為零向量、F為非零向量時，航天員控制MMU平移，排除實際應(yīng)用中推進(jìn)器相互對消的情況，可得該推進(jìn)器布局下的惟一一組解，即某一軸向的平移只有一種推力組合方式；當(dāng)F為零向量、M為非零向量時，航天員發(fā)出控制MMU姿態(tài)控制指令，有兩組符合要求的解，其冗余度高于平移推進(jìn)。

根據(jù)計算結(jié)果給出具體推進(jìn)組合方式指令，如表1所示。每套推力系統(tǒng)中，單個方向的平移控制只有一種推進(jìn)器組合方式，姿態(tài)控制有兩種組合方式。推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3所示，當(dāng)任意推進(jìn)器故障，通過關(guān)閉故障推進(jìn)器所在干路的自鎖閥[16]，使其所在組的3個推進(jìn)器關(guān)閉。同時，對應(yīng)的3個平移推進(jìn)方向失效，剩余的3個平移推進(jìn)方向不受影響。

表1 推進(jìn)系統(tǒng)常規(guī)模式控制指令

圖3 推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.3 Constitution of the propulsion system

2 應(yīng)急推進(jìn)模式

對MMU推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計遵循兩次故障，航天員可以安全返回的原則。推進(jìn)系統(tǒng)在常規(guī)工作條件下，A系統(tǒng)工作。當(dāng)A系統(tǒng)故障后，B系統(tǒng)啟動，保證航天員艙外正?；顒印．?dāng)B系統(tǒng)推進(jìn)器失效后，啟動應(yīng)急工作模式，保證MMU六自由度飛行，使航天員返航。MMU推進(jìn)器構(gòu)型特點決定其姿態(tài)控制冗余度高于平移控制，下面針對平移的推進(jìn)控制展開分析。

2.1 應(yīng)急推進(jìn)模式1

當(dāng)ΨA∪ΨB=Ψa，表示A/B剩余有效推進(jìn)器的并集為全集，ΨA和ΨB分別包含3個推進(jìn)方向，全集為6個推進(jìn)方向，失效推進(jìn)方向的交集為空集。在推進(jìn)器的幾何構(gòu)型中的表現(xiàn)為兩失效推進(jìn)器組所在點不在長方體的同一平面內(nèi)，即兩推進(jìn)器組位于六面體對頂點處，如圖4所示。

圖4 應(yīng)急模式1對應(yīng)失效推進(jìn)器位置關(guān)系Fig.4 Relations between failure thrusters configurationsof emergency propulsion mode 1

A/B系統(tǒng)各關(guān)閉一組發(fā)動機(jī)，推進(jìn)系統(tǒng)通過組合的方式能夠?qū)崿F(xiàn)全向平移控制，此為應(yīng)急模式1。

2.2 應(yīng)急推進(jìn)模式2

當(dāng)ΨA∪ΨB≠Ψa，A/B剩余有效發(fā)動機(jī)通過簡單的組合方式不能實現(xiàn)全向平移控制，需要兩套系統(tǒng)推進(jìn)器聯(lián)合工作。ΨA和ΨB的余集的交集不為空集，依據(jù)推進(jìn)器構(gòu)型關(guān)系，失效推進(jìn)器組位于長方體的同一條棱邊，如圖5所示。

圖5 應(yīng)急模式2對應(yīng)失效推進(jìn)器位置關(guān)系Fig.5 Relations between failure thrusters configurationsof emergency propulsion mode 2

在故障面，A/B系統(tǒng)都無法獨立產(chǎn)生該方向推力，需要采取應(yīng)急模式2。

由圖4和圖5可得，MMU采用的應(yīng)急推進(jìn)模式由失效推進(jìn)器組在長方體構(gòu)型下的幾何關(guān)系決定。失效推進(jìn)器組處在長方體對頂點位置時采用應(yīng)急模式1，失效推進(jìn)器在長方體同一棱邊時采用應(yīng)急模式2，應(yīng)急模式分類如表2所示。

表2 應(yīng)急模式選擇分類表

在應(yīng)急模式2下，A/B系統(tǒng)故障推進(jìn)器所在的面推力缺失，利用故障方向的剩余推進(jìn)器同時工作，產(chǎn)生失效推進(jìn)方向的推力。同時，發(fā)動機(jī)偏心推進(jìn)產(chǎn)生附加力矩，利用故障面?zhèn)认虬l(fā)動機(jī)輔助工作，抵消推進(jìn)過程產(chǎn)生的力矩，工作方式如圖6所示。

圖6 A/B系統(tǒng)聯(lián)合控制示意Fig.6 Control allocation of the combination ofthe propulsion systems A and B

圖6中：L表示故障面推力所對應(yīng)的力臂，l表示側(cè)向輔助推力對應(yīng)的力臂。24個推進(jìn)器中關(guān)閉2組，剩余有效推進(jìn)器為18個，則n=18。

(6)

將A/B剩余的18個推進(jìn)器帶入式(6)，求解對應(yīng)推進(jìn)器的推力。

3 可行性分析

MMU采用對稱的推進(jìn)器布局方式，每個發(fā)動機(jī)與整體構(gòu)型的關(guān)系都相同，決定應(yīng)急模式的是故障發(fā)動機(jī)組的相對位置關(guān)系，因此選取特定故障推進(jìn)器來分析應(yīng)急模式是否可行具有代表性。

3.1 應(yīng)急模式1可行性分析

表3 a2、b3組推進(jìn)器失效條件下推進(jìn)控制指令

A/B剩余發(fā)動機(jī)分別完成各自對應(yīng)的推進(jìn)指令，不需要同時配合完成某一指令的操作。應(yīng)急模式1在推力大小、燃料消耗量和控制精度都與常規(guī)模式相同。

3.2 應(yīng)急模式2可行性分析

(7)

(8)

將式(8)帶入式(7)中，得+X方向推力解：

(9)

(10)

控制推進(jìn)+Y方向的兩組解為

(11)

(12)

設(shè)推進(jìn)器額定推力umax=5，φ+x和φ+y為+X和+Y方向推力，將Lx=0.112 5 m、Ly=0.335m和Lz=0.565m帶入式(9)～式(12)，求得0≤φ+x≤3.36、0≤φ+y≤10，應(yīng)急模式2的控制指令如表4所示。

表4 a2、b4組推進(jìn)器失效條件下的推進(jìn)控制指令

4 仿真分析

4.1 仿真條件

假設(shè)空間站軌道半長軸為6 721.1km，偏心率為0.001，軌道傾角為42°，升交點赤經(jīng)為0°，航天員在空間站運(yùn)動方向前100m。常規(guī)模式和應(yīng)急模式1在推力、繞飛速度增量完全相同，只有工作的發(fā)動機(jī)不同；分別對航天員在常規(guī)模式和應(yīng)急模式2條件下對繞飛過程的燃料消耗、推力損失進(jìn)行分析對比。

常規(guī)模式中推進(jìn)系統(tǒng)A獨立工作，應(yīng)急模式1中a2組發(fā)動機(jī)和b4組發(fā)動機(jī)故障，應(yīng)急模式2中a2組發(fā)動機(jī)和b4組發(fā)動機(jī)故障，軌道機(jī)動前航天員姿態(tài)與期望姿態(tài)重合。航天員與MMU總質(zhì)量為300kg，仿真內(nèi)容為MMU由初始位置進(jìn)入繞飛軌道并繞飛空間站一周，設(shè)定繞飛半徑為60m，繞飛周期為10min，對比MMU在不同模式下繞飛消耗的時間和速度增量。

4.2 仿真結(jié)果

MMU在常規(guī)模式/應(yīng)急模式1條件下的繞飛曲線和推力曲線如圖7(a)和圖8所示，圖8中：縱坐標(biāo)小括號內(nèi)表示在應(yīng)急模式1條件下進(jìn)行工作的推進(jìn)器。應(yīng)急模式2條件下的繞飛曲線和推力曲線如圖7(b)和圖9所示。

圖7 常規(guī)模式/應(yīng)急模式1繞飛曲線與應(yīng)急模式2繞飛曲線Fig.7 Route of the conventional mode/emergency mode 1 and mode 2

圖8 常規(guī)模式/應(yīng)急模式1發(fā)動機(jī)推力Fig.8 Force of the thrusters in conventional mode and emergency mode 1

圖9 應(yīng)急模式2發(fā)動機(jī)推力Fig.9 Force of the thrusters in emergency mode 2

通過計算可以得到MMU進(jìn)入繞飛軌道并繞飛一周的速度增量為6.787m/s，進(jìn)入繞飛軌道的時間為190.2s；應(yīng)急模式2所需的速度增量為21.562 7m/s，進(jìn)入繞飛軌道的時間為226.4s。由于應(yīng)急模式2中A/B系統(tǒng)聯(lián)合工作，在+X和+Y方向的最大推力減小，進(jìn)入繞飛軌道時間增加。

由表5的結(jié)果對比可以得到，應(yīng)急模式2在故障面推進(jìn)能力下降，主要表現(xiàn)為最大推力降低和燃料消耗量增加。從式(9)可以得到，應(yīng)急模式2在+X方向上推力消耗的燃料是常規(guī)模式的Ly/Lx=2.98倍。仿真包括過渡軌道和繞飛軌道兩部分。繞飛過程中，向心力主要由+X方向的推進(jìn)器提供，應(yīng)急模式2比常規(guī)模式消耗燃料增加約298%；在進(jìn)入繞飛的過渡軌道中，除了+X方向，-X和±Z方向的推進(jìn)器也提供了推力，這些方向推力與常規(guī)模式相同，不額外增加燃料消耗。因此，包括過渡軌道和繞飛軌道的整個過程，應(yīng)急模式2所消耗速度增量的增加應(yīng)小于298%。通過仿真得到應(yīng)急模式2消耗速度增量增加217.7%，符合預(yù)期。

表5 常規(guī)模式與應(yīng)急模式2仿真結(jié)果對比

5 結(jié)束語

MMU采用了24臺推進(jìn)器正交布局方式，分為主備份兩套系統(tǒng)，在兩推進(jìn)系統(tǒng)均出現(xiàn)推進(jìn)器故障的情況下應(yīng)急工作模式能夠保證MMU具有六自由度飛行的能力，增加了航天員的安全性。

應(yīng)急模式1利用A/B系統(tǒng)剩余推進(jìn)器的組合，推力大小、燃料消耗和控制精度等都與常規(guī)模式相同。仿真結(jié)果表明，應(yīng)急模式2可以完成六自由度飛行，提供航天員一定的空間機(jī)動能力，但故障推進(jìn)方向最大推力降低，燃料消耗量增大，整體推進(jìn)性能下降，航天員需要停止工作返回空間站。

應(yīng)急模式可以覆蓋推進(jìn)系統(tǒng)任意兩個推進(jìn)器出現(xiàn)故障的情況，是常規(guī)推進(jìn)模式的補(bǔ)充。方案不改變推進(jìn)系統(tǒng)主體結(jié)構(gòu)，對位于同一頂點處的3個推進(jìn)器干路安裝自鎖閥，結(jié)合應(yīng)急模式的控制算法增加了推進(jìn)系統(tǒng)的冗余度和可靠性。

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(編輯：高珍、范真真)

Redundant thruster configuration design and command allocation algorithm of manned maneuvering unit

SHANG Yifan1,KANG Zhiyu1,*, ZHANG Qingzhan1, YANG Dongchun2

1.AerospaceSystemEngineeringShanghai，Shanghai201109，China2.ShanghaiAcademyofSpaceflightTechnology,Shanghai201109，China

Manned maneuvering units made by American and the Soviet Union both use two sets of independent propulsion systems, which are backup for each other. The backup propulsion system can take the place of the failure propulsion system, but there are no further safeguards for the backup system.The traditional scheme restricts the safety and extravehicular ability. Based on the conventional propulsion mode an emergency propulsion mode was proposed. Different strategies were carried out according to the positional relationship of the failured thrusters.The remaining effective thrusters to ensure the 6-DOF control were combined. Calculation and simulation results indicate that,the emergency propulsion can complete the task of extravehicular activities with reduction of propulsion,and the scheme is feasible.

manned maneuvering unit；configuration of the thrusters；redundant design；thruster fault；command allocation algorithm

10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0033

2015-09-22；

2015-11-11；錄用日期：2016-02-24;

時間：2016-04-29 10:49:43

http:∥www.cnki.net/kcms/detail/11.1859.V.20160429.1049.004.html

上海市科學(xué)技術(shù)委員會資助項目(14XD1423400)

尚逸帆(1990-)，男，碩士研究生，shangyifan123@163.com

*通訊作者：康志宇(1976-)，男，研究員，kzyhunt@263.net，主要研究方向為航天器總體設(shè)計、飛行動力學(xué)與控制

尚逸帆，康志宇，張慶展，等.MMU推進(jìn)器布置的冗余設(shè)計和分配算法[J].中國空間科學(xué)技術(shù)，2016,36(3)：

85-94.SHANGYF,KANGZY,ZHANGQZ,etal.Redundantthrusterconfigurationdesignandcommandallocationalgorithmofmannedmaneureingunit[J].ChineseSpaceScienceandTechnology,2016,36(3):85-94(inChinese).

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